CN109093273A - 复合涡轮机部件以及相关的制造和维修方法 - Google Patents

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A.M.楚克-卡曼斯基
M.加卡
A.盖克
P.A.克林楚克
M.科瓦尔茨克
R.利斯基维奇
M.帕库塞夫斯基
S.P.瓦辛格
M.沃切乔夫斯基
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Abstract

本发明提供包括复合涡轮机部件和相关方法的各个方面。在一些状况下，方法包括：识别涡轮机部件的主体中的潜在或实际结构弱点的位置，所述主体包括具有第一热膨胀系数的第一材料；在所述主体的所述位置中形成狭槽，所述狭槽至少部分地延伸穿过所述涡轮机部件的壁；以及在所述狭槽处将插入件粘合到所述主体以形成复合部件，所述插入件包括具有第二热膨胀系数的第二材料，所述第二热膨胀系数与所述第一热膨胀系数的差异达约百分之十，所述第二材料由镍铬钼合金组成，其中在所述粘合之后，所述插入件被配置成减少所述主体中的所述潜在或实际结构弱点。

Description

复合涡轮机部件以及相关的制造和维修方法
技术领域
本文中公开的主题涉及部件的制造和维修。更具体地说，本文中公开的主题涉及制造和/或维修部件以管理材料应力的途径。
背景技术
在操作期间，例如涡轮机叶片和喷嘴的涡轮机部件在延长时段期间经受高温、压力和/或应力。在许多状况下，这些部件的特定部分可经受归因于其相对于工作流体(例如，气体或蒸汽)的几何结构和位置而产生的差应力(differential stresses)。举例来说，相比于所述相同叶片或喷嘴的翼型件，叶片平台或尖端或喷嘴侧壁可经受不同升温和冷却速率。此差分热惯性可在平台和/或尖端(或侧壁)处或附近引起张应力。这些张应力可促成裂化或其它材料疲劳，且最终可能需要维修和/或维护。
发明内容
本公开的各个方面包括复合涡轮机部件和形成此部件的方法。在第一方面中，方法包括：识别涡轮机部件的主体中的潜在或实际结构弱点的位置，主体包括具有第一热膨胀系数的第一材料；在主体的位置中形成狭槽，狭槽至少部分地延伸穿过涡轮机部件的壁；以及在狭槽处将插入件粘合到主体以形成复合部件，插入件包括具有第二热膨胀系数的第二材料，第二热膨胀系数与第一热膨胀系数的差异达约百分之十，第二材料由镍铬钼合金组成，其中在粘合之后插入件被配置成减少主体中的潜在或实际结构弱点。
本公开的第二方面包括复合涡轮机部件，所述复合涡轮机部件具有：主体，所述主体包括：壁；以及至少部分地延伸穿过壁的狭槽，其中主体包括具有第一热膨胀系数的第一材料，第一材料包括以下各项中的至少一个：钢、至少一个镍铬超合金、至少一个钴基超合金或至少一个镍基超合金；插入件，其基本上填充狭槽，插入件包括具有第二热膨胀系数的第二材料，第二热膨胀与第一热膨胀系数的差异达约百分之十，第二材料由镍铬钼合金组成；以及焊接或钎焊接合部，其在狭槽处将插入件连接到主体。
除了以上方面之外，本发明还提供以下技术方案：
技术方案1.一种方法，包括：
识别涡轮机部件的主体中的潜在或实际结构弱点的位置，所述主体包括具有第一热膨胀系数的第一材料；
在所述主体的所述位置中形成狭槽，所述狭槽至少部分地延伸穿过所述涡轮机部件的壁；以及
在所述狭槽处将插入件粘合到所述主体以形成复合部件，所述插入件包括具有第二热膨胀系数的第二材料，所述第二热膨胀系数与所述第一热膨胀系数的差异达约百分之十，所述第二材料由镍铬钼合金组成，其中在所述粘合之后，所述插入件被配置成减少所述主体中的所述潜在或实际结构弱点。
技术方案2.根据技术方案1所述的方法，其中，所述第一材料包括钢。
技术方案3.根据技术方案2所述的方法，其中，所述钢包括至少一个镍铬超合金、至少一个钴基超合金或至少一个镍基超合金。
技术方案4.根据技术方案1所述的方法，其中，所述粘合包括在所述狭槽处将所述插入件焊接或钎焊到所述主体。
技术方案5.根据技术方案4所述的方法，其中，所述粘合在约10到15伏特的电弧电压的情况下以约40到50安培的电流执行。
技术方案6.根据技术方案1所述的方法，其中，进一步包括在将所述插入件粘合到所述主体之后平面化接近所述狭槽的所述主体和所述插入件的外表面。
技术方案7.根据技术方案1所述的方法，其中，所述涡轮机部件包括涡轮机叶片，所述涡轮机叶片具有：翼型件，其具有基座和尖端；平台，其与所述翼型件的所述基座连接；以及尖端防护罩，其与所述翼型件的所述尖端连接，且其中所述位置接近在所述翼型件的吸力侧处的平台的后侧。
技术方案8.根据技术方案1所述的方法，其中，所述识别包括对表示所述涡轮机部件的数据文件执行有限元分析以确定所述潜在或实际结构弱点的所述位置。
技术方案9.根据技术方案1所述的方法，其中，所述识别包括由用户检查所述涡轮机部件。
技术方案10.根据技术方案1所述的方法，其中，所述识别包括使用光学扫描仪、红外扫描仪或荧光检测系统中的至少一个扫描所述涡轮机部件。
技术方案11.根据技术方案1所述的方法，其中，在所述主体中形成所述狭槽包括切割所述涡轮机部件。
技术方案12.根据技术方案1所述的方法，其中，所述涡轮机部件包括涡轮机叶片，所述涡轮机叶片具有：翼型件，其具有基座和尖端；平台，其与所述翼型件的所述基座连接；以及尖端防护罩，其与所述翼型件的所述尖端连接，且其中所述位置在接近所述翼型件的所述平台或所述尖端防护罩内。
技术方案13.一种复合涡轮机部件，包括：
主体，其包括：
壁；以及
狭槽，其至少部分地延伸穿过所述壁，
其中所述主体包括具有第一热膨胀系数的第一材料，所述第一材料包括以下各项中的至少一个：钢、至少一个镍铬超合金、至少一个钴基超合金或至少一个镍基超合金；
插入件，其基本上填充所述狭槽，所述插入件包括具有第二热膨胀系数的第二材料，所述第二热膨胀系数与所述第一热膨胀系数的差异达约百分之十，所述第二材料由镍铬钼合金组成；以及
焊接或钎焊接合部，其在所述狭槽处将所述插入件连接到所述主体。
技术方案14.根据技术方案13所述的复合涡轮机部件，其中，所述涡轮机部件包括涡轮机叶片，所述涡轮机叶片具有：翼型件，其具有基座和尖端；平台，其与所述翼型件的所述基座连接；以及尖端防护罩，其与所述翼型件的所述尖端连接，且其中所述狭槽和所述插入件被定位成接近在所述翼型件的吸力侧处的平台的后侧。
技术方案15.根据技术方案1所述的复合涡轮机部件，其中，所述复合涡轮机部件包括涡轮机叶片，所述涡轮机叶片具有：翼型件，其具有基座和尖端；平台，其与所述翼型件的所述基座连接；以及尖端防护罩，其与所述翼型件的所述尖端连接，且其中所述狭槽和所述插入件的位置在接近所述翼型件的所述平台或所述尖端防护罩内。
附图说明
根据结合附图进行的本公开的各个方面的以下详细描述，本公开的这些和其它特征将更容易被了解，附图描绘了本公开的各个实施例，在附图中：
图1是多个涡轮机部件的示意性绘图。
图2是图1的多个涡轮机部件的示意性绘图，其进一步说明根据本公开的各个实施例的识别部件中潜在或实际结构弱点的位置的过程。
图3是图2的涡轮机部件中的一个的部分的示意性特写绘图，其进一步说明根据本公开的各个实施例的过程。
图4是图3的涡轮机部件的部分的示意性特写绘图，其进一步说明根据本公开的各个实施例的过程。
图5是说明根据本公开的各个实施例的形成复合涡轮机部件的过程的流程图。
图6示出根据本公开的实施例的增材制造过程的框图，所述增材制造过程包括存储表示图4的复合部件的一个或多个部分的代码的非暂时性计算机可读存储介质。
应注意，本公开的图式未必按比例绘制。图式仅意图描绘本公开的典型方面，且因此不应被视为限制本公开的范围。在图式中，各图之间相同的数字表示相同的元件。
具体实施方式
本文中公开的主题涉及制造和/或维修。更具体地说，本文中所公开的主题涉及使用具有不同热膨胀系数的材料的复合部件，以及形成那些部件的方法。
相比于常规途径，本公开的各个方面包括复合涡轮机部件，以及形成此部件的方法。在各个实施例中，复合涡轮机部件具有主体和填充主体中狭槽的插入件，其中基于主体的所述部分中材料疲劳的预期或实际量来确定狭槽的位置。插入件可在狭槽处被焊接到主体，但在一些状况下，插入件还可在狭槽处被钎焊到主体。在各个实施例中，涡轮机部件的主体由钢或合金形成，例如至少一个镍铬超合金、至少一个钴基超合金或至少一个镍基超合金(例如，购自纽约州新哈特福德的Special Metals Corp.的Inconel-738、Inconel-939、Udimet 500和Udimet 700；或GTD-111、GTD-222、GTD241、GTD-741或GTD-141(购自马萨诸塞州波士顿的通用电气公司)；或FSX-414)。在各个实施例中，插入件可包括具有与主体的材料不同热膨胀系数的材料，例如是主体的热膨胀系数的约0.9到约1.1倍。在一些状况下，插入件可包括镍铬钼合金(例如，Nimonic 263，购自Special Metals Corp，或Haynes230，购自印第安纳州科科莫的Haynes International,Inc.)，且在一些特定状况下，插入件可基本上完全由镍铬钼合金(例如，给定标称其它材料)组成。基于涡轮机部件的模型(例如，有限元分析模型)或(例如，经由操作人员检查，或使用光学检测系统、荧光检测系统、红外检测系统)在涡轮机部件上观察到的磨损来确定狭槽(和插入件)的位置。在涡轮机叶片或侧壁的状况下，在涡轮机喷嘴的状况下，狭槽(和插入件)可位于平台的部分内。在某些其它状况中，狭槽(和插入件)可被定位成接近翼型件的尖端，例如在叶片的“Z槽口”区中。复合涡轮机部件可比由均匀或基本上均匀材料组成物形成的常规涡轮机部件更坚固。
在一些特定状况下，狭槽例如通过切割、打磨或以其它方式研磨用于插入件在主体中的位置从主体机械加工而成。在将插入件放置于狭槽中之后，可对其进行焊接、钎焊或以其它方式热处理以与主体粘合且填充狭槽。在狭槽处将插入件粘合到主体之后，可机械加工，例如磨碎、打磨或以其它方式平面化插入件和主体的表面，以形成与叶片的原始设计一致的表面轮廓。
在各个实施例中，复合部件可以包括修整部件，例如，其中主体是已经历现场使用的原始零件，且插入件是部件的替换部分。在其它状况下，复合部件可以包括在接口处接合的两个原始零件(已经历现场使用或未经历现场使用)，且在其它状况下，复合部件可以包括在接口处接合的两个替换零件。
在以下描述中，参考形成其一部分的附图，且其中借助于其中可实践本发明教示的说明特定实施例示出。足够详细地描述这些实施例以使所属领域的技术人员能够实践本教示内容，且应了解可采用其它实施例且可在不脱离本教示内容的范围的情况下作出改变。因此，以下描述仅为说明性的。
图1示出涡轮机部件2的实例集合。在一些状况下，涡轮机部件2可包括燃气涡轮机叶片10。然而，如本文中所论述，涡轮机部件2可包括在操作期间经受高热应力的涡轮喷嘴、导流板等。如所示出，在一些状况下，多个涡轮机部件2(例如，叶片10)可与涡轮机盘14(转子盘)连接，从而形成涡轮级12的部分。每个叶片10可包括平台16、与平台16连接且从平台16径向延伸的翼型件18以及与翼型件18连接的防护罩20。平台16与翼型件18的基座22连接，且防护罩20与翼型件18的尖端24连接。级12中的相邻防护罩20可包括互补接口，也被称作Z槽口25，用于联接相同级12中的叶片10。
图2说明根据本公开的各个实施例的形成复合涡轮机部件的方法的第一过程。图3和4示出进行根据本公开的实施例的形成复合涡轮机部件410(图4)的额外过程时涡轮机部件2的部分的特写示意性绘图(例如叶片10、喷嘴、导流板或其它涡轮机部件)。图5是说明参考图2到4示出和描述的过程的流程图。
参考图2到5，根据各个实施例，方法可包括：
过程P1：识别涡轮机部件2的主体110中潜在或实际结构弱点的位置100。在各个实施例中，主体110包括具有第一热膨胀系数的第一材料。也就是说，在一些状况下，部件2的主体110完全或大致完全(例如，1到3％内)由具有第一热膨胀系数的第一材料组成。在一些状况下，第一材料包括钢。应理解第一材料或第二材料可包括达到常规涡轮机部件中可接受程度的杂质。在一些特定状况下，第一材料可包括钢或合金，例如至少一个镍铬超合金、至少一个钴基超合金或至少一个镍基超合金(例如，Inconel-738、Inconel-939、Udimet500和Udimet 700，购自纽约州新哈特福德的Special Metals Corp.；或GTD-111、GTD-222、GTD-241、GTD-741或GTD-141(购自马萨诸塞州波士顿的通用电气公司)；或FSX-414)。在各个实施例中，第一材料的热膨胀系数(在约815摄氏度(～1500华氏度的实例温度))是约8x10-6in/(in F)。可根据各种实施例识别主体110中潜在或实际结构弱点的位置100。在一些状况下，位置100可由用户120识别，用户例如人类用户、机器人用户或其它机器。在一些状况下，用户120可包括用于分析涡轮机部件2的检测系统130或与所述检测系统130一起工作，以检测潜在或实际结构弱点的一个或多个位置100。在一些状况下，检测系统130可包括光学扫描仪、红外扫描仪或荧光检测系统中的至少一个。检测系统130可包括常规的扫描/检查部件，例如基于激光的检测部件、红外传感器、发射器、接收器、换能器等。在用户120是人类用户的情况下，人类用户可以可视地检测涡轮机部件2以检测潜在或实际结构弱点的一个或多个位置100。应理解用户120和/或检测系统130可尤其用于检测实际结构弱点的位置100，例如可见或物理上可检测的裂痕、变形、材料疲劳等的位置。在一些特定状况下，用户120(例如，人类用户)可使用检测系统130，例如荧光检测系统或蓝光扫描仪来可视地检测部件2以检测结构弱点的一个或多个位置100。
在一些其它实施例中，识别位置100可包括对表示涡轮机部件2的数据文件140执行有限元分析。在这些实施例中，数据文件140可包括计算机辅助设计(CAD)文件或表示涡轮机部件2的其它数据模型。在一些状况下，数据文件140可用以形成涡轮机部件2或另一类似部件。在各个实施例中，涡轮机部件分析系统(分析系统)150可用以分析数据文件140以识别潜在或实际结构弱点在涡轮机部件2中的位置100。在特定状况下，涡轮机分析系统150可被配置成例如基于涡轮机部件2对例如特定温度范围、压力范围、疲劳周期、加热/冷却周期等预期操作条件的建模响应来识别潜在结构弱点在涡轮机部件2中的位置100。在各个实施例中，涡轮机部件分析系统150可由具有处理器(PU)210、存储器(memory)220、存储装置(storage device)230和输入/输出(I/O)装置240等常规计算机系统200存储或以其它方式部署。根据本文中所描述的各种实施例，涡轮机部件分析系统150可包括用于执行分析数据文件140的命令的一个或多个逻辑发动机(或模块)250。在特定状况下，数据文件140可包括部件2的三维(3D)模型，且分析系统150可包括用于分析3D模型中的低周期疲劳和/或裂痕扩展的软件程序，例如常规的模拟软件(例如，ANSYS Mechanical，购自宾夕法尼亚州卡农斯堡的ANSYS,Inc.)。
根据各种实施例，其中涡轮机部件2包括叶片10，位置100可在接近翼型件18的平台16或尖端防护罩20内。图2说明平台16和尖端防护罩20内的若干位置100，其以虚线示出以证明可根据各种实施例识别一个或多个位置100。在一些特定状况下，位置100可接近平台16的后(下游)侧，例如，在翼型件18的吸力侧处。
过程P2：在根据各种实施例识别位置100之后，过程可进一步包括在主体110的位置100中形成狭槽300(图3)，其中狭槽300至少部分地延伸穿过涡轮机部件2的壁310。在一些状况下，狭槽300可通过切割接近位置100的涡轮机部件2形成。在各个实施例中，如图3所示，狭槽300可形成于基本上环绕位置100的区域(例如，在位置100的边界处或在位置100的边界略微外侧)中。在一些实施例中，涡轮机部件2可包括尚未部署操作的原始设备部件。在一些特定状况下，在主体110中形成狭槽300包括例如使用锯或其它机械加工工具切割或以其它方式机械加工涡轮机部件2。在其它状况下，涡轮机部件2可经由常规模制、浇铸等或经由本文中所进一步描述的增材制造技术形成为原始部件，包括狭槽300。
过程P3：在部件2中形成狭槽300之后，在狭槽300处将插入件400(图4)粘合到主体100以形成复合部件410。在各个实施例中，插入件400包括具有第二热膨胀系数的第二材料(不同于主体100的第一材料)。第二热膨胀系数与第一热膨胀系数的差异可为约+/-10％(例如，为主体100材料的第一热膨胀系数的约0.9到1.1倍之间)。在一些状况下，插入件可以由第二材料组成或基本上(例如，95％或更大)由第二材料组成，所述第二材料可包括至少一个镍铬钼合金(例如，Nimonic 263，购自Special Metals Corp，或Haynes 230，购自印第安纳州科科莫的Haynes International,Inc.)，且在一些特定状况下，插入件可基本上完全由镍铬钼合金(例如，给定标称其它材料)组成。根据各种实施例，根据常规的焊接技术在狭槽300处将插入件400焊接到主体110。在某些其它状况中，根据常规的焊接技术在狭槽300处将插入件400钎焊到主体110。在任一状况下，使用焊接或钎焊接合部420将插入件400接合到主体110。在一些状况下，焊接可用以在狭槽处例如以约40-50安培的电流，约10到15伏特的电弧电压将插入件400粘合到主体110。如在本文中所提及，在粘合到主体110之后，插入件400被配置成减少主体110中的潜在或实际结构弱点。
过程P4(任选的后过程)：在一些状况下，在将插入件400粘合到部件2的主体110之后，额外过程可包括平面化接近狭槽300的主体110和插入件400的外表面430。在各个实施例中，平面化可包括常规的机械加工过程，例如打磨、研磨、抛光或以其它方式平滑化接近狭槽300的主体110和插入件400的外表面430。
如图4中所示出，过程P1到P3(且视需要过程P4)可用以形成复合涡轮机部件410，其被配置成减少涡轮机部件2中的潜在或实际结构弱点。也就是说，根据各种实施例，涡轮机部件410被设计成包括在策略性放置位置100处的插入件400以便减少基座涡轮机部件2中的实际或潜在结构弱点。
应理解，在不脱离本文中所描述的本公开的精神的情况下，可以按任何次序执行本文中所描述的方法，且可以省略一些过程。
复合部件410(图4)的一个或多个部分可以数种方式形成。在一个实施例中，如在本文中所提及，复合部件410的至少部分可通过例如模制、浇铸，机械加工(例如，切割)等常规的制造技术形成。然而，在一个实施例中，增材制造尤其适合于制造复合部件410(图4)的至少部分，例如涡轮机部件2和/或插入件400。如本文中所使用，增材制造(AM)可以包括通过材料的连续成层而不是像在常规过程中那样移除材料来生产物体的任何过程。增材制造可产生复杂的几何形状，而不使用任何种类的工具、模具或夹具，且很少或没有废料。代替从金属(例如，合金)的实心坯或例如塑料和/或聚合物的其它材料加工部件(许多材料被切除并丢弃)，在增材制造中使用的唯一材料是使零件成形所需的材料。增材制造过程可以包括但不限于：3D打印、快速成型(RP)、直接数字化制造(DDM)、选择性激光熔融(SLM)和直接金属激光熔融(DMLM)。在当前设置中，DMLM可能有益。
为了说明增材制造过程的实例，图6示出用于产生物体902的说明性计算机化增材制造系统900的示意图/框图。在这个实例中，系统900被布置以用于DMLM。应理解，本公开的一般教示同等地适用于其它形式的增材制造。物体902被说明为双层壁的涡轮机部件；然而，应理解，增材制造过程可容易地适用于制造复合部件410(图4)的至少部分，例如涡轮机部件2和/或插入件400。AM系统900通常包括计算机化增材制造(AM)控制系统904和AM打印机906。如将描述，AM系统900执行代码920，所述代码920包括限定复合部件410(图4)的至少部分的计算机可执行指令集，以使用AM打印机906在物理上产生物体。每种AM过程可以使用以例如细粒粉末、液体(例如，聚合物)、片材等等形式的不同原材料，其坯料可以保持在AM打印机906的室910中。在本发明的状况下，复合部件410(图4)的至少部分可由金属(多种金属)、合金(多种合金)、塑料/聚合物或类似材料制成。如所说明，施用器912可以产生扩展为空白画布的原材料914的薄层，最终物体的每个连续的切片将从空白画布产生。在其它状况下施用器912可将下一层直接施加或打印到前一层上，如由代码920所限定，例如其中材料是聚合物。在示出的实例中，激光或电子束916使每个切片的颗粒熔合，如由代码920所限定，但在使用快速定型的液体塑料/聚合物的情况下这可能不是必要的。AM打印机906的各种零件可以移动以适应每个新层的添加，例如，在每个层之后，构建平台918可以下降和/或室910和/或施用器912可以升高。
AM控制系统904示出为在计算机930上实施的计算机程序代码。为此，计算机930示出为包括存储器932、处理器934、输入/输出(I/O)接口936和总线938。另外，计算机930示出为与外部I/O装置/资源940和存储系统942通信联通。一般来说，处理器934执行例如AM控制系统904的计算机程序代码，所述计算机程序代码在来自表示本文中所描述的复合部件410(图4)的至少部分的代码920的指令下存储于存储器932和/或存储系统942中。在执行计算机程序代码的同时，处理器934可从存储器932、存储系统942、I/O装置940和/或AM打印机906读取数据和/或将数据写入到存储器932、存储系统942、I/O装置940和/或AM打印机906。总线938提供在计算机930中的每一个部件之间的通信链路，且I/O设备940可包括允许用户与计算机940交互的任何装置(例如，键盘、定点设备、显示器等)。计算机930仅表示硬件和软件的各种可能的组合。举例来说，处理器934可包括单个处理单元，或者分布在一个或多个位置的一个或多个处理单元之间，例如，在客户端和服务器上。相似地，存储器932和/或存储系统942可以驻留在一个或多个物理位置处。存储器932和/或存储系统942可包括各种类型的非暂时性计算机可读存储介质的任何组合，包括磁性介质、光学介质、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)等等。计算机930可包括任何类型的计算装置，例如，网络服务器、台式计算机、笔记本电脑、手持型装置、移动电话、传呼机、个人数据助理等等。
增材制造过程始于存储表示复合部件410(图4)的至少部分的代码920的非暂时性计算机可读存储介质(例如，存储器932、存储系统942等)。如所指出，代码920包括限定外部电极的一组计算机可执行指令，在由系统900执行所述代码时，所述电极可用来物理地生成顶端。举例来说，代码920可包括外部电极的精确地限定的3D模型，且可从各种各样的熟知的计算机辅助设计(CAD)软件系统中的任一种生成，软件系统为例如DesignCAD 3D Max等等。就这一点而言，代码920可采用任何目前已知或以后开发的文件格式。举例来说，代码920可呈以下格式：标准镶嵌语言(STL)，所述语言开发用于3D系统的立体平版印刷CAD程序，或增材制造文件(AMF)，其为美国机械工程师学会(ASME)标准，且是一种基于可扩展标记语言(XML)的格式，其被设计用于允许任何CAD软件来描述将在任何AM打印机上制造的任何三维物体的形状和组成。代码920可以在不同的格式之间转化，转换成一组数据信号并作为一组数据信号发射、接收，且根据需要转换为代码、存储等等。代码920可以是系统900的输入，且可以来自零件设计者、知识产权(IP)提供方、设计公司、系统900的操作员或所有者，或来自其它来源。在任何情况下，AM控制系统904执行代码920，从而将复合部件410(图4)的至少部分划分成一系列薄切片，所述AM控制系统904使用AM打印机906将所述一系列薄切片组装在液体、粉末、片材或其它材料的连续层中。在DMLM实例中，每个层熔融到由代码920限定的严格几何形状且熔合到前层。随后，复合部件410(图4)的部分可暴露于任何多种整理过程(finishing processes)，例如轻微机械加工、密封、抛光、组装到点火器尖端的其它部分等。
此书面说明书使用实例来公开本发明，包括最佳模式，且还使得所属领域的技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统且执行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书限定，且可以包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果这种其它实例具有与权利要求书的字面语言相同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差别的等效结构元件，那么这种其它实例既定在权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种方法，包括：
识别涡轮机部件的主体中的潜在或实际结构弱点的位置，所述主体包括具有第一热膨胀系数的第一材料；
在所述主体的所述位置中形成狭槽，所述狭槽至少部分地延伸穿过所述涡轮机部件的壁；以及
在所述狭槽处将插入件粘合到所述主体以形成复合部件，所述插入件包括具有第二热膨胀系数的第二材料，所述第二热膨胀系数与所述第一热膨胀系数的差异达约百分之十，所述第二材料由镍铬钼合金组成，其中在所述粘合之后，所述插入件被配置成减少所述主体中的所述潜在或实际结构弱点。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述第一材料包括钢。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述粘合包括在所述狭槽处将所述插入件焊接或钎焊到所述主体。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：进一步包括在将所述插入件粘合到所述主体之后平面化接近所述狭槽的所述主体和所述插入件的外表面。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述涡轮机部件包括涡轮机叶片，所述涡轮机叶片具有：翼型件，其具有基座和尖端；平台，其与所述翼型件的所述基座连接；以及尖端防护罩，其与所述翼型件的所述尖端连接，且其中所述位置接近在所述翼型件的吸力侧处的平台的后侧。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述识别包括对表示所述涡轮机部件的数据文件执行有限元分析以确定所述潜在或实际结构弱点的所述位置。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述识别包括由用户检查所述涡轮机部件。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述识别包括使用光学扫描仪、红外扫描仪或荧光检测系统中的至少一个扫描所述涡轮机部件。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述涡轮机部件包括涡轮机叶片，所述涡轮机叶片具有：翼型件，其具有基座和尖端；平台，其与所述翼型件的所述基座连接；以及尖端防护罩，其与所述翼型件的所述尖端连接，且其中所述位置在接近所述翼型件的所述平台或所述尖端防护罩内。
10.一种复合涡轮机部件，包括：
主体，其包括：
壁；以及
狭槽，其至少部分地延伸穿过所述壁，
其中所述主体包括具有第一热膨胀系数的第一材料，所述第一材料包括以下各项中的至少一个：钢、至少一个镍铬超合金、至少一个钴基超合金或至少一个镍基超合金；
插入件，其基本上填充所述狭槽，所述插入件包括具有第二热膨胀系数的第二材料，所述第二热膨胀系数与所述第一热膨胀系数的差异达约百分之十，所述第二材料由镍铬钼合金组成；以及
焊接或钎焊接合部，其在所述狭槽处将所述插入件连接到所述主体。
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